Реферат: Гирокомпас Вега

что легко достигается соответствующим выбором параметров: при­бора. В положении равновесия имеем:

a *=V_N /R(u cos j +V_E /R) - C_B m tg j /Cг ;

a *_с = a *- mH / C_г (u sin j + V_E tg j /R); (1. 11)

b *=H / C_г n(u sin j + V_E tg j /R); .

b *_с =H(1-n) / C_г n (u sin j + V_E tg j /R). .

Таким образом, ЧЭ гирокомпаса при движении судна с по­стоянной скоростью приходит в определенное положение равно­весия, которое по координатам a и b практически ничем не отли­чается от положения равновесия одногироскопного маятниково­го гирокомпаса с демпфированием посредством момента, направ­ленного по вертикальной оси гироскопа, как это сделано, напри­мер, в маятниковых гирокомпасах «Сперри».

Действительно, отклонение гироскопа в азимуте a * складыва­ется из скоростной девиации, определяемой приведенным выше выражением (первый член в формуле для a *), и так называемой широтной девиации (второй член той же формулы). При скоростях движения корабля около 60 узлов в широтах 70—80° значения скоростной и широтной девиаций будут достигать столь больших величин, что их компенсация известными методами становится практически невозможной.

Учитывая, что значения курса в двухрежимном гирокомпасе в силу его конструктивных особенностей можно снимать лишь с картушки (или датчика), связанной со следящей сферой, т. е. по координате a _c , для компенсации скоростной и широтной де­виаций можно использовать метод, сущность которого сводится к следующему.

Если на входы усилителей следящих систем вместе с сигна­лами от датчика угла подать определенные сигналы коррекции аналогично тому, как это делается с сигналом индикатора гори­зонта, то к гироскопу по обеим осям стабилизации будут при­ложены соответствующие корректирующие моменты. В этом слу­чае выражения (1.4) можно записать:

( b— b_с )= n b + e _x ; ( a - a _c )= m n b + e _z . (1. 12)

гдеe _x и e _z ; — сигналы коррекции, являющиеся функциями широты и скорости судна.

Для нахождения этих функций воспользуемся системой четы­рех уравнений (1.1) и (1.12), в которую входит шесть неизвестных функций a , a _c , b , b_с , e _x , e _z —две из них можно-задать произ­вольно.

Для получения от гирокомпаса истинного курса зададимся следующими произвольными значениями координатa _c и b в поло­жении равновесия:

a _c =0; b*=0. (1. 13)

Это условие означает, что в положении равновесия нуль следя­щей сферы будет в плоскости меридиана, а ось кинетического мо­мента гироскопа — в плоскости горизонта.

Частные решения системы уравнений (1.1), (1.12) с учетом ус­ловия (1.13) дают формулы сигналов коррекции:

e _z = V_N / (R u cos j +V_E +C_в R /H) ; e _x = H /C_г (u sin j +V_E tg j /R), (1. 14)

и выражения для положения равновесия по двум другим коорди­натам будут:

a *= V_N / (R u cos j +V_E +C_в R /H) ; (1. 15)

b * = - H /C_г (u sin j +V_E tg j /R), (1. 16)

Следовательно, при вводе в схему управления сигналов коррек­ции e _z и e _x , определяемых выражениями (1.14), из показаний ги­рокомпаса полностью исключаются скоростная и широтная девиа­ции. Кроме того, величина отклонения оси кинетического момента гироскопа от меридиана a*, определяемая формулой (1.15), резко уменьшается по сравнению со скоростной девиацией, имевшей ме­сто до ввода коррекции, и при скорости порядка 60 узлов в широте 70° достигает всего 0°,2.

Уменьшение скоростной девиации гиросферы a* обусловлено наложением вертикального корректирующего момента e _z .

Баллистические девиации. Природа баллистических девиаций курсоуказателя в режиме гирокомпаса в принципе та же, что и у обычных маятниковых гирокомпасов. Разница только в том, что возникающие во время маневрирования ускорения не возмущают гироскоп, поскольку он астатический и обладает нейтральной пла­вучестью, а воздействуют на индикатор горизонта, который при этом вырабатывает дополнительный сигнал, пропорциональный величине dV_N / g dt , т. е. пропорциональный северной составляющей ускорения.

Этот сигнал вызовет соответствующее закручивание горизон­тальных и вертикальных торсионов, которое будет продолжаться в течение всего времени действия ускорения, и в результате приве­дет к отклонению гиросферы от положения равновесия, в котором она находилась до начала маневрирования. По окончании дейст­вия ускорения гиросфера, совершая затухающие колебания, начнет приходить к своему положению равновесия.

Аналогично тому, как это делается для обычного маятникового гирокомпаса, можно и для двухрежимного гирокомпаса найти ус­ловие апериодического перехода в новое положение равновесия или «условие невозмущаемости».

Исследования показывают, что в отличие от маятникового ги­рокомпаса апериодический переход гирокомпаса с электромагнит­ным управлением в новое положение равновесия теоретически можно получить при значении периода незатухающих колебаний, отличающемся от периода Шулера, который как известно, равен 84,4 мин.

Его величина приближенно, без учета собственной скорости судна, определяется следующим соотношением:

T_a =84,4 V(H u cos j +C_в ) /H u cos j (1. 17)

и может составлять несколько сотен минут.

Эта особенность двухрежимного гирокомпаса с торсионно-жидкостным подвесом ЧЭ объясняется тем, что в отличие от обычных гирокомпасов на гироскоп с помощью упругой связи во время маневрирования накладываются корректирующие моменты по вертикальной оси.

В гирокомпасах такого типа, где скоростная девиация компен­сируется наложением момента, действующего по вертикальной оси гироскопа, исключение баллистических девиаций путем наст­ройки схемы управления на величину периода, отвечающего усло­вию невозмущаемости, трудно выполнимо.

Одна из причин, затрудняющих реализацию найденного усло­вия, заключается в том, что для получения больших периодов к гироскопу должны прикладываться весьма малые управляющие моменты, величины которых меньше или соизмеримы с возникаю­щими моментами, имеющими место из-за статических ошибок следящих систем и нелинейности их звеньев.

В гирокомпасе с электромагнитным управлением использован более простой способ устранения баллистических девиаций. Для этого маятник индикатора горизонта сильно задемпфирован, а углы его отклонения от равновесного положения ограничены специальными упорами до относительно малой величины. Кроме того, чтобы снизить скорость баллистического перемещения гиро­скопа за время действия ускорения, период незатухающих коле­баний в рабочем режиме гирокомпаса выбирается большим — до 120—180 мин.

Возможен еще один простой и, по-видимому, более эффектив­ный способ устранения баллистических девиаций.

Если в индикаторе горизонта предусмотреть устройство, кото­рое автоматически отключало бы сигнал индикатора горизонта от схемы управления гироскопом, когда маятник под действием ус­корения достигает одного из упоров, то гироскоп вместо прецессирования с малой скоростью во время действия ускорения стано­вится свободным. Можно ожидать, что в этом случае отклонение гироскопа за время маневрирования будет меньшим, чем при первом способе компенсации. Следует заметить, что в обоих случа­ях при маневрировании корректирующие моменты остаются при­ложенными к гироскопу.

Эффективным способом устранения баллистических девиаций для гирокомпасов с электромагнитным управлением является способ компенсации силы инерции, воздействующей на маятник индикатора горизонта при наличии линейных ускорений.

Выражение полной силы, которая должна быть приложена к маятнику индикатора горизонта для компенсации баллистиче­ских девиаций гирокомпаса, создаваемых изменением скорости и курса, можно записать в виде

F = m_м [ ( dV /dt) cosK + V(dK /dt)sink ] , (1. 18)

где F -сила;

m_м – масса маятника;

K –курс;